RU2408847C1 - Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets - Google Patents
Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets Download PDFInfo
- Publication number
- RU2408847C1 RU2408847C1 RU2009148136/28A RU2009148136A RU2408847C1 RU 2408847 C1 RU2408847 C1 RU 2408847C1 RU 2009148136/28 A RU2009148136/28 A RU 2009148136/28A RU 2009148136 A RU2009148136 A RU 2009148136A RU 2408847 C1 RU2408847 C1 RU 2408847C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- horizontal
- vertical planes
- induced
- hypersonic
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ).The invention relates to guidance systems, in particular to homing systems of aircraft (LA) for hypersonic targets (GZZ).
В передовых странах ведется интенсивная разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), применение которых в военном деле позволяет получить ряд тактических преимуществ [1]:In advanced countries, intensive development of hypersonic aircraft (GZLA) is underway, the use of which in military affairs allows to obtain a number of tactical advantages [1]:
- значительное уменьшение подлетного времени к цели, а соответственно, и уменьшение лимита времени, которым располагает противоборствующая сторона на подготовку противодействия;- a significant reduction in the flight time to the target, and, accordingly, a decrease in the time limit available to the opposing side for preparing countermeasures;
- необходимость иметь ЛА аналогичного класса, способные осуществлять перехват ГЗЛА;- the need to have an aircraft of a similar class capable of intercepting GLZLA;
- невозможность эффективного применения существующих методов наведения;- the inability to effectively use existing guidance methods;
- увеличение ошибок сопровождения, а также его срыв в существующих измерителях;- an increase in tracking errors, as well as its failure in existing meters;
- ухудшение показателей обнаружения ГЗЛА радиолокационными обнаружителями [2].- deterioration in the detection rate of GZLA by radar detectors [2].
Одним из направлений, позволяющих снизить влияние этих преимуществ, является разработка новых всеракурсных методов наведения на ГЗЦ, обеспечивающих их перехват в упрежденной точке встречи при полете по траектории с малой кривизной.One of the directions that can reduce the impact of these advantages is the development of new all-aspect guidance methods for GZZ, ensuring their interception at an anticipated meeting point when flying along a trajectory with a small curvature.
Известен метод наведения ЛА, основанный на использовании разновидностей методов наведения в наивыгоднейшую точку встречи с ГЗЦ, при котором параметр рассогласования ΔГВ пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения [1]:A known method of guidance of an aircraft, based on the use of varieties of guidance methods at the most advantageous point of encounter with the SCC, in which the mismatch parameter Δ GV is proportional to the difference between the required and actual lead angles [1]:
ΔB=КН(qB-qBT), гдеΔ B = K N (q B -q BT ), where
Здесь индексы «г» и «в» обозначают принадлежность к горизонтальной и вертикальной плоскостям;Here, the indices "g" and "c" denote belonging to the horizontal and vertical planes;
q, qT - соответственно текущий и требуемый углы упреждения;q, q T are the current and required lead angles, respectively;
φ, α, γ - бортовой пеленг, угол атаки, угол крена;φ, α, γ - side bearing, angle of attack, angle of heel;
Д и - дальность до цели и скорость ее изменения;D and - range to the target and rate of change;
ω - угловая скорость линии визирования (УСЛВ);ω is the angular velocity of the line of sight (USLV);
ДР - баллистическая дальность полета ракеты;D P - ballistic missile range;
KH - коэффициент усиления параметра рассогласования;K H is the gain of the mismatch parameter;
KДV - коэффициент, учитывающий расстояние до цели и скорость его изменения.K ДV - coefficient taking into account the distance to the target and the rate of change.
Следует отметить, что алгоритмы траекторного управления (1)-(3), использованные в качестве прототипа, получены в предположении, что цель и перехватчик движутся с постоянной скоростью, поэтому не обеспечивают высокую точность наведения на интенсивно маневрирующую ГЗЦ.It should be noted that the trajectory control algorithms (1) - (3), used as a prototype, were obtained under the assumption that the target and the interceptor move at a constant speed, therefore, they do not provide high accuracy of pointing at intensively maneuvering GZZ.
Другой метод, основанный на применении разновидностей метода пропорционального наведения, в котором параметр рассогласования определяется как:Another method based on the use of varieties of the proportional guidance method, in which the mismatch parameter is defined as:
в котором N0 - навигационная постоянная;in which N 0 is the navigation constant;
jГ, В - поперечные ускорения наводимого ЛА,j G, B - transverse acceleration of the induced aircraft,
обеспечивает достаточно высокую конечную точность, но обладает плохой управляемостью на больших расстояниях [1], необходимых для уверенного перехвата ГЗЦ.It provides a sufficiently high final accuracy, but has poor controllability at large distances [1], which are necessary for confident interception of the hot missile defense.
Технический результат, который достигается с помощью заявляемого изобретения, состоит в обеспечении всеракурсного высокоточного самонаведения ЛА на интенсивно маневрирующие ГЗЦ как на больших, так и малых расстояниях по траекториям с малой кривизной и перегрузками, не превышающими допустимое значение.The technical result, which is achieved using the claimed invention, is to provide a full-fledged high-precision homing aircraft for intensively maneuvering short-range missiles both at large and small distances along trajectories with small curvature and overloads not exceeding the permissible value.
Для достижения технического результата предлагается способ, полученный на основе математического аппарата статистической теории оптимального управления [3], при котором параметр рассогласования для наводимого ЛА вычисляется по правилу:To achieve a technical result, a method is proposed that is obtained on the basis of the mathematical apparatus of the statistical theory of optimal control [3], in which the mismatch parameter for the induced aircraft is calculated according to the rule:
где qφ, qω, kj - коэффициенты передачи устройства формирования параметра рассогласования, отображающие штраф за точность управления по углу, угловой скорости и за величину управляющего сигнала;where q φ , q ω , k j are the transmission coefficients of the device for generating the mismatch parameter, displaying a penalty for the accuracy of control in angle, angular velocity, and for the magnitude of the control signal;
φГ, ВТ - требуемое значение бортовых пеленгов;φ G, VT - the required value of the directional bearings;
jЦГ, В - поперечные ускорения ГЗЦ в горизонтальной и вертикальной плоскостях.j CG, B — transverse accelerations of the horizontal center in horizontal and vertical planes.
Геометрические соотношения в системе «ГЗЛА - наводимый ЛА» для горизонтальной плоскости иллюстрируются фиг.1, на которой: УТВ - упрежденная точка встречи; VГЗЛА и VЛА - векторы скорости ГЗЛА и наводимого ЛА, φГ и φГТ - текущее и требуемое значение бортового пеленга соответственноThe geometric relationships in the system "GZLA - induced aircraft" for the horizontal plane are illustrated in figure 1, on which: UTV - anticipated meeting point; V GZLA and V LA - vectors of speed GZLA and induced aircraft, φ Г and φ ГТ - current and required value of on-board bearing, respectively
Анализ выражения (5) позволяет сделать следующие выводы.Analysis of expression (5) allows us to draw the following conclusions.
На больших расстояниях до цели, когда Д велика и ωГ,В≈0, закон (5) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. При неизменной скорости полета значение весового коэффициента , учитывающего влияние ошибок по углам φГ,ВТ-φГ,В, остается неизменным. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компонента сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не только увеличением ωГ,В с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя, становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от φГ,ВТ-φГ, В на начальных участках в пользу ошибки по φГ, В на конечных участках траектории, обеспечивая минимизацию промаха [1]. Расчет требуемого угла упреждения φГТ=qГТ, φВТ=qBT может быть выполнен по формуле (2).At large distances to the target, when D is large and ω G, B ≈ 0, law (5) degenerates into a kind of direct method, sometimes called the track method. At a constant flight speed, the weight coefficient , taking into account the influence of errors in the angles φ G, VT- φ G, B , remains unchanged. At the same time, as the range D decreases, the influence of the second component of the control signal increases. This increase, caused not only by an increase in ω G, B with a decrease in range, but also by an increase in the weight factor, becomes especially significant at small distances to the target. Consequently, during the flight as it approaches the target in control law is a redistribution effect of operating errors by φ T, BT -φ D, in the initial areas for the benefit of an error on φ G, B on the final trajectory, providing minimization of slip [1] . The calculation of the required lead angle φ ГТ = q ГТ , φ ВТ = q BT can be performed according to the formula (2).
Спецификой полученных алгоритмов является учет в них маневра цели, интенсивность которого определяется величиной jЦГ, В, что дает возможность снизить систематическую ошибку наведения и повысить его точность при наведении на интенсивно маневрирующие цели. При этом учет маневра осуществляется не только путем учета оценки jЦГ, но и путем изменения веса первого слагаемого при изменении .The specificity of the obtained algorithms is to take into account the maneuver of the target in them, the intensity of which is determined by the value of j CG, B , which makes it possible to reduce the systematic error of guidance and increase its accuracy when aiming at intensively maneuvering targets. Moreover, the maneuver is taken into account not only by taking into account the estimate of the CG j, but also by changing the weight of the first term when changing .
Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов qφ, qω и kj, а от их отношений qφ/kj и qω/kj, что существенно облегчает их выбор. Отношения qφ/kj и qω/kj должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления φГ,ВТ-φГ,В для минимальных значений и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, рассмотрена в [3].The control signal does not depend on the absolute values of the penalty factors q φ , q ω and k j , but on their ratios q φ / k j and q ω / k j , which greatly facilitates their choice. The ratios q φ / k j and q ω / k j must be such that at the maximum possible values of the control errors φ Г, ВТ- φ Г, В for the minimum values and D, the required transverse overloads did not exceed the permissible values. The technique for choosing the ratios of the penalty factors providing the minimum dynamic error in the steady state for a given duration of transients was considered in [3].
В состав информационно-вычислительной системы наводимого ЛА, реализующей алгоритм управления (5), должны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости , бортовых пеленгов φГ и φB, угловых скоростей ωГ и ωB в линии визирования (ЛВ), собственных ускорений jГ и jB и ускорений цели jЦГ и jЦВ.The information-computing system of the induced aircraft, which implements the control algorithm (5), should include devices for estimating the range of D, speed , onboard bearings φ Г and φ B , angular velocities ω Г and ω B in the line of sight (LP), intrinsic accelerations j Г and j B and target accelerations j ЦГ and j ЦВ .
Сущность изобретения заключается в том, что сигнал управления в каждой плоскости формируют в виде алгебраической суммы оценок поперечных ускорений ГЗЦ и наводимого на нее ЛА и взвешенных ошибок наведения по бортовым пеленгам цели и угловым скоростям линии визирования цели. Переменные коэффициенты при первом и втором слагаемых (5) учитывают условия функционирования, определяемые значениями скорости сближения и дальности Д. Кроме того, в способе наведения (5) напрямую учитываются как маневр ГЗЦ jЦГ,В, так и маневр наведения ЛА jГ,В.The essence of the invention lies in the fact that the control signal in each plane is formed in the form of an algebraic sum of the estimates of the transverse accelerations of the GZZ and the aircraft induced on it and the weighted guidance errors along the side bearings of the target and the angular velocities of the target line of sight. Variable coefficients in the first and second terms (5) take into account the operating conditions determined by the values of the convergence rate and range D. In addition, the guidance method (5) directly takes into account both the maneuver of the SSC j CG , B and the maneuver of guidance of the aircraft j G, B.
На фиг.2 представлена упрощенная схема возможного варианта системы самонаведения на ГЗЦ, реализующей предлагаемый способ, где:Figure 2 presents a simplified diagram of a possible variant of a homing system at the GZZ that implements the proposed method, where:
1 - антенная система бортовой РЛС наводимого ЛА;1 - antenna system of the airborne radar induced by the aircraft;
2 - приемо-передающая часть бортовой РЛС наводимого ЛА;2 - transceiver part of the airborne radar of the induced aircraft;
3 - дальномерный канал БРЛС;3 - rangefinder radar channel;
4 - угломерный канал БРЛС;4 - goniometer radar channel;
5 - бортовая вычислительная система (БВС);5 - on-board computer system (BVS);
6 - акселерометр;6 - accelerometer;
7 - система автоматического управления (САУ) наводимого ЛА;7 - automatic control system (ACS) of the induced aircraft;
8 - наводимый ЛА;8 - induced aircraft;
9 - перехватываемая ГЗЦ.9 - intercepted by the SCC.
Принципы построения антенной системы, приемо-передающей части бортовой РЛС и ее дальномерного и угломерного каналов известны и подробно описаны в литературе [1, 4]. Функционирование системы наведения происходит в следующем порядке.The principles of building an antenna system, a transceiver part of an airborne radar and its rangefinder and goniometer channels are known and described in detail in the literature [1, 4]. The functioning of the guidance system occurs in the following order.
Передатчик 2 РЛС формирует импульсы сверхвысокой частоты, которые излучаются антенной системой 1 в пространство и после отражения от ГЗЦ 9 принимаются антенной системой, осуществляющей пространственную селекцию сигналов, после чего они селектируются по частоте и усиливаются в приемной части 2. На основании сигналов с выхода приемника в дальномерном канале 3 формируются измерения (оценки) дальности Д и скорости сближения , а в угломерном канале - измерения (оценки) бортовых пеленгов φГ, φВ, угловых скоростей линии визирования ωГ, ωB и поперечных ускорений ГЗЦ jЦВ, jЦВ, которые поступают в бортовую вычислительную систему 5, куда одновременно из акселерометра 6 поступают измерения собственных поперечных ускорений jГ, jB. На основе поступивших измерений (оценок) в БВС по закону (5) формируются параметры рассогласования ΔГ, ΔВ для горизонтальной и вертикальной плоскостей, поступающие в САУ 7 наводимого самолета 8.The
Эти параметры рассогласования преобразуются в отклонения рулей, которые вызывают соответствующие пространственные перемещения наводимого ЛА 8, обеспечивающие его встречу с ГЗЦ 9 в упрежденной точке (фиг.1).These mismatch parameters are converted into rudder deviations, which cause the corresponding spatial displacements of the induced
Техническим результатом изобретения является реализация возможности перехвата интенсивно маневрирующих ГЗЦ в упрежденной точке встречи по траекториям с малой кривизной с перегрузками, не превышающими допустимых значений.The technical result of the invention is the realization of the possibility of intercepting intensively maneuvering GZZ in the anticipated meeting point along trajectories with small curvature with overloads not exceeding the permissible values.
Предложенный способ отличается от прототипа (1)-(3) тем, что кроме ошибок управления по углу в законе управления (5) учитываются еще ошибки по угловой скорости, минимизирующие промах, поперечные ускорения, учитывающие маневр цели и наводимого ЛА.The proposed method differs from the prototype (1) - (3) in that in addition to the angle control errors in the control law (5), the errors in angular velocity are also taken into account, minimizing miss, lateral accelerations, taking into account the maneuver of the target and induced aircraft.
Фиг.3 иллюстрирует предлагаемый способ наведения ЛА на ГЗЦ в горизонтальной плоскости. Сплошной линией обозначена траектория полета гиперзвукового летательного аппарата, движущегося со скоростью 1300 м/с, пунктирной линией обозначена траектория движущегося со скоростью 300 м/с наводимого ЛА при условии Д(0), равного 300 км.Figure 3 illustrates the proposed method of targeting aircraft at the SCZ in the horizontal plane. The solid line indicates the flight path of a hypersonic aircraft moving at a speed of 1300 m / s, the dashed line indicates the flight path of an induced aircraft moving at a speed of 300 m / s under condition D (0) of 300 km.
Проведенные исследования свидетельствуют о том, что этот способ обеспечивает всеракурсное наведение ЛА на гиперзвуковые цели.Studies have shown that this method provides an all-round guidance of the aircraft on hypersonic targets.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.1. Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanaschenkov A.I. and other Aviation systems of radio control. T.2. Radio-electronic homing systems / Ed. Kanaschenkova A.I. and Merkulova V.I. - M.: Radio Engineering, 2003.
2. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002.2. Kanaschenkov A.I., Merkulov V.I., Samarin O.F. The appearance of promising airborne radar systems. Features and limitations. - M .: IPRZhR, 2002.
3. Меркулов В.И., Дрогалин В.В, Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.3. Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanaschenkov A.I. and other Aviation systems of radio control. T.1. The principles of building radio control systems. Fundamentals of synthesis and analysis / Ed. Kanaschenkova A.I. and Merkulova V.I. - M.: Radio Engineering, 2003.
4. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Герасимов А.А. и др. Радиолокационные системы многофункциональных самолетов. Т.1. РЛС - информационная основа боевых действий многофункциональных самолетов. Системы и алгоритмы первичной обработки радиолокационных сигналов. / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2006.4. Kanaschenkov A.I., Merkulov V.I., Gerasimov A.A. and others. Radar systems of multifunctional aircraft. T.1. Radar - the information basis of the fighting of multifunctional aircraft. Systems and algorithms for primary processing of radar signals. / Ed. Kanaschenkova A.I. and Merkulova V.I. - M .: Radio engineering, 2006.
Claims (1)
в котором
qφ, qω - коэффициенты, определяющие точность управления ЛА по бортовому пеленгу и УСЛВ;
kj - коэффициент, определяющий максимально допустимую величину сигнала управления;
Д, - измерения дальности от наводимого ЛА до цели и скорости ее изменения;
φГ,В, ωГ,В - текущие измерения бортового пеленга и УСЛВ;
ДР - баллистическая дальность полета ракеты, используемой на наводимом ЛА;
jцг,в - поперечное ускорение ГЗЦ в горизонтальных и вертикальных плоскостях;
jг,в - поперечное ускорение наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях. The homing method of aircraft (LA) for hypersonic targets (GLC), in which the mismatch parameter is proportional to the difference between the required and actual lead angles, which consists in simultaneously measuring and evaluating the values of the lateral bearings of the GZZ, the distance from the guided aircraft to the GZZ and the speed of their convergence, while measure and evaluate the angular velocity of the SSC line of sight (USLV), the lateral accelerations of the SSC and induced aircraft in the horizontal and vertical planes, and form the control signal of the aircraft in horizontal and vertical planes according to the rule:
wherein
q φ , q ω are the coefficients that determine the accuracy of the aircraft control by the on-board bearing and the SPM;
k j - coefficient determining the maximum allowable value of the control signal;
D - measuring the distance from the induced aircraft to the target and its rate of change;
φ Г, В , ω Г, В - current measurements of the airborne bearing and SPM;
D P - ballistic range of the missile used in the guided aircraft;
j cg, in - lateral acceleration of the horizontal center in horizontal and vertical planes;
j g, in - transverse acceleration of the induced aircraft in horizontal and vertical planes.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (en) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (en) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2408847C1 true RU2408847C1 (en) | 2011-01-10 |
Family
ID=44054675
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (en) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2408847C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2466344C1 (en) * | 2011-05-16 | 2012-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" | Self-guidance device |
CN107941087A (en) * | 2017-10-18 | 2018-04-20 | 北京航空航天大学 | A kind of superb steady gliding reentry guidance method of high lift-drag ratio based on resistance profiles |
RU2690234C1 (en) * | 2018-07-12 | 2019-05-31 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method of automatic group target allocation of fighters based on priority of targets |
RU2742626C1 (en) * | 2020-03-25 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group |
RU2742737C1 (en) * | 2020-03-25 | 2021-02-10 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method for intercepting the priority targets with disrupting the guidance of accompanying fighters |
RU2777874C1 (en) * | 2021-09-30 | 2022-08-11 | Игорь Владимирович Догадкин | Method for destruction of hypersonic maneuvering targets with missiles separated from the launch vehicle |
-
2009
- 2009-12-24 RU RU2009148136/28A patent/RU2408847C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МЕРКУЛОВ В.И., ДРОГАЛИН В.В., КАНАЩЕНКОВ А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под ред. А.И. КАНАЩЕНКОВА И В.И. МЕРКУЛОВА. - М.: Радиотехника, 2003, т.2, с.15-22. МЕРКУЛОВ В.И., ДРОГАЛИН В.В, КАНАЩЕНКОВ А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. / Под ред. А.И. КАНАЩЕНКОВА и В.И. МЕРКУЛОВА. - М.: Радиотехника, 2003, т.1, с.7-11. * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2466344C1 (en) * | 2011-05-16 | 2012-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" | Self-guidance device |
CN107941087A (en) * | 2017-10-18 | 2018-04-20 | 北京航空航天大学 | A kind of superb steady gliding reentry guidance method of high lift-drag ratio based on resistance profiles |
RU2690234C1 (en) * | 2018-07-12 | 2019-05-31 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method of automatic group target allocation of fighters based on priority of targets |
RU2742626C1 (en) * | 2020-03-25 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group |
RU2742737C1 (en) * | 2020-03-25 | 2021-02-10 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Method for intercepting the priority targets with disrupting the guidance of accompanying fighters |
RU2777874C1 (en) * | 2021-09-30 | 2022-08-11 | Игорь Владимирович Догадкин | Method for destruction of hypersonic maneuvering targets with missiles separated from the launch vehicle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104919335B (en) | For recalling the method and system of the track of aerial target | |
RU2408847C1 (en) | Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets | |
RU2408846C1 (en) | Method of command guidance of aircraft to ground targets | |
US9341705B2 (en) | Passive ranging of a target | |
RU2660160C1 (en) | Method of determining the motion parameters of an air object by the dynamic radio monitoring system | |
US3001186A (en) | Missile guidance system | |
RU2521890C2 (en) | Method of guiding aircraft to ground object | |
RU2666069C1 (en) | Method of interception of high-speed air-space objects maneuvering at intense rate | |
RU2418267C1 (en) | Information-computer system of unmanned fighter | |
RU2660159C1 (en) | Method of side-looking airborne radar determination of aircraft demolition angle | |
RU2308093C1 (en) | Method of control of flying vehicles in heading by means of two-position radar system | |
RU2498342C1 (en) | Method of intercepting aerial targets with aircraft | |
RU2660776C1 (en) | Method of aircraft control on- course in goniometric two-position radar system | |
Raj et al. | Estimation of line-of-sight rate in a homing Missile Guidance loop using optimal filters | |
CN112835034B (en) | Dual-channel radar ground height measurement system and method | |
RU2586399C2 (en) | Method for combination of guiding aircraft | |
US8513580B1 (en) | Targeting augmentation for short-range munitions | |
RU2164654C2 (en) | Method for homing of flight vehicles on ground targets | |
RU2325306C1 (en) | Method of data computing system operation of missile and device for its implementation | |
RU2254542C1 (en) | Method for guidance of flight vehicle on intensively maneuvering target | |
RU2742626C1 (en) | Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group | |
RU2429502C2 (en) | Staroverov radar | |
RU2229671C1 (en) | Method for guidance of flight vehicles on ground objects | |
RU2253082C1 (en) | Method for guidance of flight vehicle to separate air target in formation of compact group of targets | |
RU2773672C1 (en) | Method for aircraft guidance at ground targets according to radar data with synthesizing the antenna aperture |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201225 |